Die Erfindung betrifft ein Antriebssystem für ein Flugzeug, aufweisend einen Propeller P (101) mit Propellerblättern, einen Elektromotor E (102), ein Übertragungssystem (103) zur mechanischen Übertragung eines positiven Moments T+ vom Elektromotor E (102) zum Antreiben des Propellers P (101) und zur Übertragung eines negativen Moments T. vom Propeller P (101) in einem Windmühlenbremszustand zum Antreiben des Elektromotors E (102), eine erste Eingabeschnittstelle (104) zur Eingabe einer Eingabe IN1, eine erste Einheit (105) zur Steuerung eines am Elektromotor E (102) wirkenden Moments T, mit: T ϵ {T-, 0, T+} und T- ≤ 0 und T+ ≥ 0, eine zweite Einheit (106) zur Erfassung einer Drehzahl RPME des Elektromotors E (102), eine Auswahleinheit (107), mittels der ein aktiver Modus AM aus einem Propulsion-Modus PM und einem Rekuperations-Modus RM gewählt wird, mit AM ϵ {PM, RM}, wobei der Elektromotor E (102) im Rekuperations-Modus RM elektrische Rekuperationsenergie Erecup erzeugt, und ein Energie-Management System (108), mittels dem ein Energiefluss in einem den Elektromotor E (102) umfassenden elektrischen System (109) des Flugzeugs abhängig von dem aktiven Modus AM gesteuert wird, wobei die Auswahleinheit (107) derart ausgeführt und eingerichtet ist, dass der aktive Modus AM abhängig von einer Eingabe IN1 in die erste Eingabeschnittstelle (104), abhängig von der Drehzahl RPME des Elektromotors E (102) und abhängig von einer vorgegebenen Enveloppe gewählt wird, wobei die Enveloppe ein maximales positives Moment Max(T+) und ein von einer Drehzahl RPME des Elektromotors E (102) abhängiges minimales negatives Moment Min(T-(RPME)) oder davon jeweils abhängige Werte angibt, wobei für das am Elektromotor E (102) wirkende Moment T gilt: T = T(RPME) ϵ [Min(T. (RPME)),..., Max(T+)].
The invention relates to a drive system for an aircraft, comprising: a propeller P (101) having propeller blades; an electric motor E (102); a transmission system (103) for mechanically transmitting a positive torque T+ from the electric motor E (102) to drive the propeller P (101) and for transmitting a negative torque T from the propeller P (101) in a windmill braking state to drive the electric motor (E (102); a first input interface (104) for inputting an input IN1; a first unit (105) for controlling a torque T acting on the electric motor E (102), where T ϵ {T-, 0, T+} and T- ≤ 0 and T+ ≥ 0; a second unit (106) for detecting a rotational speed RPME of the electric motor E (102); a selection unit (107), by means of which an active mode AM is selected from a propulsion mode PM and a recovery mode RM, where AM ϵ {PM, RM}, wherein the electric motor E (102) generates electrical recovery energy Erecup in the recovery mode RM; and an energy management system (108), by means of which an energy flow in an electrical system (109) of the aircraft, said system comprising the electric motor E (102), is controlled according to the active mode AM; wherein the selection unit (107) is configured and designed in such a way that the active mode AM is selected according to an input IN1 in the first input interface (104), according to the rotational speed RPME of the electric motor E (102) and according to a predefined envelope, wherein the envelope indicates a maximum positive torque Max(T+) and a minimum negative torque Min(T-(RPME)) that depends on a rotational speed RPME of the electric motor E (102), or respective values that depend on same, wherein, for the torque T acting on the electric motor E (102), T = T(RPME) ϵ [Min(T. (RPME)),..., Max(T+)].
L'invention concerne un système d'entraînement pour un avion, comportant un propulseur P (101) pourvu de pales d'hélice, un moteur électrique E (102), un système de transmission (103) pour la transmission mécanique d'un instant T positif+ du moteur électrique E (102) pour l'entraînement du propulseur P (101) et pour la transmission d'un instant T négatif du propulseur P (101) dans un état de freinage du moulin à vent pour l'entraînement du moteur électrique E (102), une première interface d'entrée (104) pour l'introduction d'une entrée IN1, une première unité (105) pour la commande d'un instant T agissant sur le moteur électrique E (102) avec : T ϵ {T-, 0, T+} et T- ≤ 0 et T+ ≥ 0, une deuxième unité (106) pour détecter une vitesse de rotation RPME du moteur électrique E (102), une unité de sélection (107), grâce à laquelle est sélectionné un mode actif AM à partir d'un mode de propulsion PM et d'un mode de récupération RM, avec AM ϵ {PM, RM}. Le moteur électrique E (102) en mode de récupération RM produit de l'énergie de récupération électrique Erécup, et un système de gestion d'énergie (108), grâce auquel est commandé un flux d'énergie dans un système électrique comprenant le moteur électrique E (102) de l'avion dépendant du mode AM actif. L'unité de sélection (107) est conçue et agencée de sorte que le mode AM actif dépendant de l'entrée IN1 dans la première interface d'entrée (104), dépendant de la vitesse de rotation RPME du moteur électrique E (102) et dépendant d'une enveloppe prédéterminée est sélectionné, ladite enveloppe indique un instant Max(T+) positif maximum et un instant Min(T-(RPME)) négatif minimum dépendant d'une vitesse de rotation RPME du moteur électrique E (102) ou des valeurs dépendantes. Un instant T agissant sur le moteur électrique E (102) est valable : T = T(RPME) ϵ [Min(T. (RPME)),..., Max(T+)].
ANTRIEBSSYSTEM FÜR EIN FLUGZEUG
DRIVE SYSTEM FOR AN AIRCRAFT
SYSTÈME D'ENTRAÎNEMENT POUR UN AVION
2019-06-27
Patent
Electronic Resource
German
IPC: | B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT |
European Patent Office | 2024
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